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公开(公告)号：CN115828411A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211249482.5
申请日：2022-10-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种基于三维流场边界层特征参数数据库的锥身转捩预示方法，该方法通过建立转捩数据库，实现对飞行器复杂区域转捩流动的快速判断，满足飞行器工程设计的实际需求。本发明实现对飞行器复杂流动区域转捩的快速判定，满足工程设计需求，可以获得飞行器三维转捩阵面，有助于深入认识飞行器表面的转捩发展过程。
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公开(公告)号：CN115308354A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210910104.0
申请日：2022-07-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本申请涉及催化特性测量的领域，公开了一种材料催化特性测量装置，包括外壳体；绝缘套，连接于外壳体内；安装头，设置两个，两个安装头均连接于绝缘套内；敏感片，设置两个，两个敏感片分别连接于两个安装头的端部，且两个敏感片、与绝缘套和外壳体的一端相平齐；热电偶，设置两个，两个热电偶分别插入两个安装头内，且分别连接于两个敏感片。克服现有电子密度数测量装置只适用于地面静场环境的局限性，提供一种适应高马赫、高温非平衡气动热环境下的结构表面材料催化效应的装置。本申请保证不同材料处于同一个高温非平衡气动热流场中进行催化系数测量，保证了后续不同材料催化效果比对的准确性，为后续飞行器设计提供了有力的数据支撑。
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公开(公告)号：CN107958206B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201711086206.0
申请日：2017-11-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种飞行器表面热流辨识装置温度测量数据预处理方法，属于航空航天飞行试验热学参数测量及处理技术领域。该方法首先对热流辨识装置的温升测量数据进行局部失真点(局部跳点)进行剔除的处理，然后利用N个相邻数据点平均的光滑处理方法对测量数据进行平滑处理，最后得到满足热流辨识要求的温度测量数据。所述N值根据温度传感器相关参数和温度曲线特征进行确定。使用本发明完成预处理后的温度测量数据进行热流辨识，可以有效改善温度阶跃和局部跳点对热流辨识结果的影响，提高热流辨识结果的准确度和可靠性。
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公开(公告)号：CN106202804B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610586987.9
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，属于航天器热环境设计领域。该方法建立飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，得到数据库的正交基向量，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。
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公开(公告)号：CN107103117A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710188360.2
申请日：2017-03-27
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法，包括：基于飞行器简化外形，采用气动热工程预示方法开展气动热环境预示，得到气动热工程预示结果；根据气动热工程预示结果确定控制舵舵轴截面位置流态沿弹道的变化，针对流态发生变化的弹道时间段，对多组典型弹道点开展不同流态情况下真实外形的飞行器热环境数值计算，得到飞行器控制舵缝隙区域的热流分布；选用层流流态开展控制舵缝隙区域的热环境数值计算，根据计算结果对气动热工程预示结果进行修正；根据修正结果对控制舵缝隙区域的热环境沿弹道进行设计。通过本发明解决了高超声速滑翔飞行器弹道条件下控制舵舵缝隙区域流态复杂、难以预测，并且热环境严重，造成局部防热风险较难评估的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119084421A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411146862.5
申请日：2024-08-21
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 刘国仟 , 孙格靓 , 徐春铃 , 王永海 , 白金泽 , 张敬义 , 姚睿 , 刘晓明 , 李彬 , 周禹 , 檀妹静 , 刘全军 , 王欢欢 , 王璐瑶 , 田川 , 曹占伟 , 刘宇飞 , 付斌 , 董耀军 , 杨鑫鑫
IPC: F16B1/02
Abstract: 本发明涉及一种端头与石英透波罩一体化成型耐高温可靠性连接结构，属于高温可靠连接技术领域；包括球头、端头柄和石英透波罩；其中，球头为轴向水平放置锥体结构，且球头的头端为球体结构；端头柄同轴对接在球头的尾端处；球头和端头柄为一体化结构；石英透波罩为轴向水平放置的锥柱体结构；石英透波罩的轴向尾端设置有锥柱形内腔；石英透波罩的轴向头端设置有与端头柄形状对应的通孔；端头柄沿轴向伸入石英透波罩的通孔中，实现球头与石英透波罩的对接；本发明解决了胶粘接方案在高温下端头和石英透波罩之间由于高温热匹配会发生松动的难题，解决了石英透波罩由于材料本征脆性无法加工可靠连接螺纹孔的难题。
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公开(公告)号：CN115499990B
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202210910105.5
申请日：2022-07-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本申请涉及离子体密度测量的领域，具体公开了一种耐高温等离子体密度测量装置，包括外壳体；绝缘套，设置于外壳体内部；电极，设置两个，两个电极插设于绝缘套内；电极、绝缘套、外壳体的端部齐平；电极与绝缘套、外壳体与绝缘套之间的热膨胀系数差不大于2×10‑6。克服现有电子密度数测量装置只适用于地面静场环境的局限性，能够在高温环境下持续使用上千秒。
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公开(公告)号：CN112326726B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202011192129.9
申请日：2020-10-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01N25/20
Abstract: 防隔热设计提供了有效支撑。本发明公开了一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置，包括送进导轨和双联水冷送进支架。双联水冷送进支架通过转接段与送进导轨连接，双联水冷送进支架在电信号驱动下沿送进导轨移动；双联水冷送进支架上设置有两个连通的空腔，空腔周边设置有水冷槽，与外部冷却水连接，用于通过不断循环的冷却水为空腔降温。两个空腔分别用于放置原始树脂基复合材料和经过碳化的树脂基复合材料。本发明同时公开了(56)对比文件CN 111426719 A,2020.07.17梁军 等《.三维编织复合材料力学性能分析方法》.哈尔滨工业大学出版社,2014,(第一版),第241-245页.Li Weijie 等.A nonlinear pyrolysislayer model for analyzing thermalbehavior of charring ablator.《International Journal of ThermalSciences》.2015,第98卷第104-112页.Rivier Mickaël 等.Ablative thermalprotection system under uncertaintiesincluding pyrolysis gas composition.《Aerospace Science and Technology》.2019,第84卷第1059-1069页.Suzuki Toshiyuki 等.Calculation ofthermal response of ablator under arcjetflow condition《.Journal of thermophysicsand heat transfer》.2012,第21卷(第2期),第257-266页.Owiti Bernard O. 等.Thermal Responseof Low Density Ablative MaterialsSubjected To High Temperature《.AIAAScitech 2019 Forum》.2019,第1页.郭梅梅 等.树脂基复合材料的分解防热效率《.宇航材料工艺》.2012,(第2期),第58-60页.程杰 等.次口径非对称鸭舵对弹道修正弹气动特性的影响《.北京理工大学学报》.2015,第35卷(第2期),第133-138页.邓代英 等.二氧化碳介质气动加热环境下碳化热解类防热材料烧蚀机理分析《.装备环境工程》.2020,第17卷(第1期),第43-50页.于明星 等.非平衡气动加热条件下的材料热响应差异研究《.材料科学与工程》.2017,第25卷(第6期),第16-21页.
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公开(公告)号：CN107977491B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201711117139.4
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/02
Abstract: 一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，包括步骤如下：一、通过数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流；二、对舵缝隙内是否存在非定常效应进行判断并相应处理；三、获得若干周期内舵缝隙区域特征点处定常方法的平均热流；四、获得若干周期内特征点处非定常方法的平均热流并和定常方法结果比较，根据情况相应处理；五、获得舵缝隙区域干扰因子，利用曲线拟合方法获得干扰因子随舵偏变化的分段解析函数曲线；六、将干扰因子的分段函数曲线嵌入到气动热工程计算程序，获得飞行器在设定弹道时间段的舵缝隙区域热环境结果。本发明在保证空气舵缝隙气动热评估结果可靠性的同时能够有效减小评估结果的冗余度。
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公开(公告)号：CN112287611A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011026832.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括以下步骤：获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析；若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则重新开始优化。本发明采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，可以大幅优化局部气动热环境，在根本上解决局部气动加热严酷的问题，减轻材料/结构的防隔热压力。
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